鸭式布局战斗机非常规机动的流场机理数值分析

以先进战斗机的非常规机动为对象,发展了一种适用于大幅度运动变化的非结构嵌套网格生成方法,建立了一整套非定常流场N-S方程数值求解方法。在对三角翼动态气动特性计算验证的基础上,模拟了飞机过失速机动条件下飞行姿态和来流速度的变化特征,对鸭式布局战斗机"眼镜蛇机动"的非定常涡结构、非定常气动力效应和气动特性进行了数值研究,揭示了鸭式布局战斗机"眼镜蛇机动"的非定常流场机理。     

空间舱外机动装置发展综述

介绍了国外几种主要空间舱外机动装置的特点和性能，比较分析了系绳、机械、喷气机动等舱外机动装置的特点。认为小型的喷气机动装置（SAFER）最适合作为我国今后航天员空间活动的机动与救生工具。     

基于气动辅助变轨的变气动外形飞行器概念研究--最优控制律问题

从一个天地往返飞行器的上升轨道和再入返回轨道的优化，以及适用不同飞行任务的变轨要求的气动外形问题，提出一项基于气动力辅助变轨的变气动外形飞行器的新概念研究。对于一个固定气动外形飞行器要同时满足上升轨道有效载荷最大和再入轨道热流峰值、过载峰值及机动性能约束下的成本最低往往是困难的。若同时满足不同飞行任务：飞往太空站的运输任务，空间拦截和交会机动巡航任务及星际探测任务，则更为困难，实际上是不可能的。文章研究基于气动力辅助变轨，在热流约束下，气动外形参数变化对最优控制的影响。其结论为：热流约束下的最优控制解，包括考虑推力协同变轨，除了在非约束弧的滚转角不直接受气动外形影响外，其余的控制律，升力系数和滚转角都是气动外形参数和攻角的函数。因而变气动外形可作为一项新技术，即通过气动外形参数变化和相应的变轨策略而获得性能和成本都最佳的用途很广的一种新型飞行器。     

基于自适应卡尔曼滤波的机动目标自主轨道确定

用自适应卡尔曼滤波法对非合作机动目标进行轨道确定,通过实时计算观测星的状态转移矩阵,近似描述目标星的状态变化并获得两星体相对位置.算法中用自适应卡尔曼滤波辨识噪声,通过极大似然法选择噪声修正模型.仿真结果表明:该法可有效用于对椭圆轨道非合作机动目标的自主轨道确定.     

航天飞机末端能量管理段在线轨迹设计方法

研究了航天飞机末端能量管理段飞行轨迹的一种在线设计新方法。根据飞行器当前的     

图象序列中机动目标的形心跟踪

从边检测边跟踪的角度探讨了图象序列中机动目标的形心跟踪问题,深入分析了强高斯噪声背景下目标形心估计的统计性质及用于形心估计的图象预处理方法。指出经典的图象二值化变换分割后作形心估计的方法面临着估计偏差和方差的矛盾,提出了用自适应交互三模型(ATIMM)跟踪图象序列中机动目标的方法,同时发现在了解目标形状的条件下,空间匹配滤波,二值变换点集聚类和 ATIMM三者的结合对图象序列中的机动目标具有最好的跟踪性能。     

针对变速机动目标的变速导弹三维导引律

应用李雅普诺夫稳定理论，提出一种三维制导算法，在算法设计中，既考虑了目标机动，包括目标速度的变化，又考虑了导弹速度的变化，为实现所提出的算法，进一步将与目标运动的加速度和速度方位信息的有关的项归为两项，给出了其估计方法，仿真结果验证了该方法的有效性。     

稀疏孔径ISAR机动目标成像与相位补偿方法

现代逆合成孔径雷达(ISAR)可实现多模式下对多目标的交替测量工作,但波束切换使得任一目标的方位孔径具有稀疏性,同时目标的机动性也使得目标的方位维信号具有高次调制特性,这均导致以连续采样信号模型为基础的传统ISAR运动补偿和成像方法难以直接应用。本文提出一种新的稀疏孔径(SA)ISAR机动目标相位补偿和成像方法。该方法首先建立了稀疏孔径ISAR机动目标的信号模型,然后通过求解2范数最大化的优化函数,实现对相位误差的精确估计,并且通过迭代处理提高了相位误差的估计精度。相位误差补偿后,根据压缩感知理论,构造了机动目标情况下的Chirp-Fourier字典,通过对稀疏优化问题的求解,能够较精确地从稀疏孔径信号中重构出机动目标的全孔径(FA)信号。仿真和实测数据处理结果证明了本文方法的有效性。     

无人作战飞机空中加油建模与近距机动控制律设计

针对无人作战飞机(UCAV)空中加油时存在加油机尾流干扰导致相对位置难以保持的问题,基于等效气动效应法建立了UCAV动力学模型,并设计了近距机动最优飞行控制律。将加油机尾流对UCAV的影响等效为平均风速度和风梯度,计算出附加于UCAV的诱导力系数和诱导力矩系数,建立了含尾流扰动的受油机模型。以位置跟踪误差的积分为增广状态,基于加权二次型性能指标设计了近距机动最优飞行控制律。仿真结果表明,UCAV模型能真实地体现尾流对受油机的影响,并通过设计的近距机动控制律可有效实现对加油机相对位置的精确跟踪。     

机动再入体的带落角约束扩展比例导引律设计

传统的各种制导律都是以获得最小脱靶量为最终目标,没有考虑到导弹击中目标时刻的末端落角。为了保证非自旋再入体完成精确打击目标的任务,针对非自旋再入体垂直打击目标的制导问题,设计了一种带落角约束的扩展比例导引律。仿真研究表明,所设计的末制导律能够保证非自旋再入体命中目标时的脱靶量和末端落角都能满足要求,可以为开展近空间非自旋再入体制导问题的研究提供测试平台。